一种遥感卫星能源平衡约束分析系统及方法与流程

本发明涉及一种遥感卫星能源平衡约束分析系统，属于卫星任务仿真
技术领域：
，针对具有快速姿态机动需求的高分辨率遥感卫星的复杂任务规划、复杂构形，动态分析卫星的能源平衡。
背景技术：
：我国传统的遥感卫星，姿态机动能力较差，卫星单轨成像任务数量少，卫星的姿态机动能力限制了单轨的任务执行数量，因此卫星的能源对任务的约束不成为卫星任务实现能力的主要限制。传统卫星的能源约束采用粗放的静态约束方式，根据卫星最大侧摆角(背向太阳方向)、功耗最大载荷任务下的能源消耗，以卫星单圈能源平衡的原则约束卫星单轨的侧摆次数及成像侦照的时间。随着我国遥感卫星姿态机动能力的提高，卫星姿态机动的速度及范围都大幅提升，可以实现沿滚动+俯仰任意角度快速姿态机动，卫星的星上任务执行能力大幅提升。同时后续遥感卫星为进一步提升卫星姿态机动能力需减小卫星太阳翼的规模，尽管可以采取提高卫星电池效率等技术手段，卫星的发电能力仍将缩减，卫星的能源约束已成为任务执行能力的最大瓶颈。为最大程度的提升卫星任务能力，优化卫星能源约束使用模式是目前提升卫星使用效能需求下亟待解决的问题。目前，我国现有卫星尚未开发针对频繁机动成像任务的能源约束计算分析模型。已有的遥感卫星数字化建模仿真成果主要用于特定卫星状态的静态参数建模仿真，在建模仿真应用上以卫星研制设计验证或可视化展示为主，无法根据成像任务动态计算能源约束，从而提升卫星的在轨任务执行能力。张晓峰、陈琦等提出的发明专利“探月飞行器动态功率平衡分析系统”(ZL201310108746.X)可以针对探月任务对卫星不同阶段的能源消耗进行分析，但无法根据卫星姿态机动任务对卫星能源情况进行动态分析，同时该系统不考虑卫星复杂构形对太阳翼遮挡对星上能源的影响，无法满足遥感卫星在复杂任务规划、复杂构形条件下，动态、精确分析卫星的能源平衡的任务要求。技术实现要素：本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种遥感卫星能源平衡约束分析系统及方法，该分析系统改变了目前通过限制卫星姿态机动次数、载荷任务时间的静态卫星能源平衡约束使用模式，形成动态计算卫星能源状态的数字化系统，根据卫星实际的载荷任务规划，动态计算卫星能源状态，该分析系统可以在保证卫星放电深度安全阈值的前提下，按卫星最大能力发挥卫星在轨任务能力。本发明的技术解决方案是：一种遥感卫星能源平衡约束分析系统，所述的遥感卫星上嵌有姿态机动模型、星表构形模型、太阳翼布片模型、卫星充放电模型；该分析系统包括输入模块、太阳入射角计算模块、太阳翼遮挡模块、太阳电池输出电流计算模块和放电深度计算模块；其中，所述的输入模块用于将遥感卫星的载荷任务序列和仿真时间段内遥感卫星的轨道进行输入；所述的太阳入射角计算模块通过读取仿真时间段内的遥感卫星的轨道，并读取遥感卫星载荷任务序列得到遥感卫星的任务姿态，根据遥感卫星上嵌有的姿态机动模型计算遥感卫星姿态机动过程中的姿态，并得到仿真时间段内的遥感卫星的姿态序列，最后根据仿真时间段内遥感卫星姿态序列和仿真时间段内遥感卫星的轨道计算仿真时间段内遥感卫星太阳翼电池法向相对于太阳光矢量的夹角即太阳入射角；所述的太阳翼遮挡模块根据太阳光矢量和星表构形模型，计算星表构形对太阳翼的遮挡区域，通过将遮挡区域映射到卫星太阳翼布片模型上得到太阳翼电池串的遮挡串数；太阳电池输出电流计算模块根据太阳入射角以及太阳翼电池串的遮挡串数，计算太阳翼供电阵输出电流及太阳翼充电阵输出电流；放电深度计算模块根据仿真时间段内的载荷任务序列，按照卫星相应载荷模式下的负载电流计算仿真时间段内的卫星功耗，并进一步根据计算得到的太阳翼供电阵、充电阵电流及卫星的充放电模型计算得到遥感卫星的蓄电池放电深度。太阳翼电池串遮挡计算通过卫星的构形模型和太阳翼电池布片模型预先建立与太阳矢量一一对应的太阳翼电池串遮挡数据库，通过卫星本体系下的太阳矢量查找数据库得到太阳翼遮挡串数。太阳翼电池串遮挡计算通过卫星构形的模型和太阳翼电池布片模型预先生成太阳翼电池串遮挡数据库的方法为：以卫星的中心为原点，建立球面坐标系，通过将球面平均划分的方法得到代表所有方向的离散光线，以0.5°为步长分割光线矢量，并以经纬度进行定义；然后根据每条光线进行光照条件静态分析，得到生成的遮挡阴影位图并进而得到遮挡的太阳电池串，以得到的遮挡的太阳电池串与太阳矢量一一对应关系建立覆盖每束太阳矢量对应的电池串遮挡数据库。遥感卫星的蓄电池放电深度大于蓄电池的安全放电阈值则遥感卫星任务满足遥感卫星能源平衡约束，否则不满足。所述的太阳入射角的计算方法为：太阳入射角计算模块首先根据读取的仿真时间段内的轨道参数计算仿真时间段内的轨道坐标系下的太阳光矢量，之后通过坐标系转换计算卫星本体坐标系下的太阳光矢量，并计算本体坐标系下太阳帆板法向矢量，最终得到卫星太阳入射角。计算太阳翼供电阵输出电流和太阳翼充电阵输出电流的方法为：通过构建三结砷化镓电池输出模型：IG＝Imp×S×FRAD×FUV×FC×FT×cos(θ)×[1+βIP×(TOP-TO)]×(NG-NGZ)IC＝Imp×S×FRAD×FUV×FC×FT×cos(θ)×[1+βIP×(TOP-TO)]×(NC-NCZ)其中：IG，供电阵输出电流(mA)；IC，充电阵输出电流(mA)；Imp，标准测试条件下的最大功率点电流(mA/cm2)；S，太阳电池片面积(cm2)；FRAD，粒子辐照损失系数；FUV，紫外辐照损失系数；FC，组合损失系数；FT，温度交变损失系数；θ，太阳光与太阳电池阵法线方向夹角(°)；βIP，太阳电池电流温度系数；TOP，太阳电池工作温度(℃)；TO，太阳电池标准工作温度，25℃；NG，供电阵电池串总串数；NGZ，供电阵被遮挡的电池串数；NC，充电阵电池串总串数；NCZ，充电阵被遮挡的电池串数。遥感卫星的蓄电池放电深度的计算方法为：通过用户输入的载荷任务得到某一时刻t卫星的负载电流，并根据太阳电池输出电流计算模块计算得到的太阳电池供电阵电流、充电阵电流计算卫星蓄电池电量：光照区某一时刻t卫星的充放电电量计算过程为：计算t时刻充电阵可提供给母线的电流:ICM＝IC×VC×ηBDR÷VMICM，充电阵可提供给母线的电流(A)；IC，充电阵输出电流(A)；VC，充电阵电压(V)；ηBDR，放电调节器输出效率；VM，母线电压(V)；若供电阵电流不小于负载电流，分两种情况判断：若充电阵电流不小于蓄电池一阶段充电电流阈值，则蓄电池充电电流为该电流阈值，此时蓄电池放电电量为零，蓄电池充电电量为：QC＝I′BC×ηC×t1QC,充电电量(Ah)；I′BC，充电电流阈值(A)；ηC，充电效率；t1，持续时间。若充电阵电流小于蓄电池一阶段充电电流阈值，则蓄电池充电电流为充电阵电流，此时蓄电池放电电量为零，蓄电池充电电量为：QC＝IC×ηC×t1若供电阵电流小于负载电流，且供电阵电流与充电阵提供给母线电流之和大于负载电流，即供电阵无法满足负载，但供电阵和充电阵一起能满足负载时，充电阵还有多余电流提供给蓄电池充电，此时蓄电池放电电量为零，蓄电池充电电量为：QC＝[IC-(Iload-IG)×Vm÷ηBDR÷VC]×t1×ηCIload，负载电流(A)；若供电阵电流和充电阵提供给母线电流之和小于负载电流，即供电阵和充电阵一起都无法满足负载时，蓄电池要向母线放电：此时，蓄电池充电电量为零，蓄电池放电电量为：QF＝(Iload-IG-ICM)×t1×Vm÷ηBDR÷VBATQF，放电电量(Ah)；Iload，负载电流(A)VBAT，蓄电池电压(V)地影期卫星每一时刻t的充放电电量计算过程为：任何一种工作模式下，蓄电池充电电量为零，蓄电池放电电量为：QF＝Iload×t1×Vm÷ηBDR÷VBAT累积一轨道圈内所有工作模式下蓄电池的充放电电量，当t到达一圈(按照先阴影后阳照)的结束时刻时，若充电电量不小于放电电量，则单圈平衡；否则，单圈不平衡；蓄电池放电深度为：蓄电池放电电量与蓄电池总容量之比，如任一时刻蓄电池放电深度大于蓄电池放电深度安全阈值，则返回结果，如在仿真时间段内放电深度一直小于蓄电池放电深度安全阈值，则输出仿真时间段内的能源平衡约束分析结果。一种遥感卫星能源平衡约束分析方法，步骤包括：(1)输入模块将遥感卫星的载荷任务序列和仿真时间段内遥感卫星的轨道进行输入；(2)太阳入射角计算模块通过读取步骤(1)中通过输入模块输入的仿真时间段内的遥感卫星的轨道，以及遥感卫星载荷任务序列得到遥感卫星的任务姿态，根据遥感卫星上嵌有的姿态机动模型计算遥感卫星姿态机动过程中的姿态，得到仿真时间段内的遥感卫星的姿态序列，最后根据仿真时间段内遥感卫星姿态序列和仿真时间段内遥感卫星的轨道计算仿真时间段内遥感卫星太阳翼电池法向相对于太阳光矢量的夹角即太阳入射角；(3)太阳翼遮挡模块调取步骤(2)得到的太阳光矢量和星表构形模型，计算星表构形对太阳翼的遮挡区域，通过将遮挡区域映射到卫星太阳翼布片模型上得到太阳翼电池串的遮挡串数；(4)太阳电池输出电流计算模块调取步骤(2)得到的太阳入射角以及步骤(3)得到的太阳翼电池串的遮挡串数，计算太阳翼供电阵及充电阵输出电流；(5)放电深度计算模块读取步骤(1)中通过输入模块输入的仿真时间段内的载荷任务序列，按照卫星相应载荷模式下的负载电流计算仿真时间段内的卫星功耗，根据读取的步骤(4)得到的太阳翼供电阵、充电阵电流及卫星的充放电模型计算得到遥感卫星的蓄电池放电深度；(6)根据步骤(5)得到的遥感卫星的蓄电池放电深度，判断是否超过遥感卫星上蓄电池安全放电深度，如果没有超过，满足遥感卫星上能源平衡的约束要求，如果超过了，不满足遥感卫星上能源平衡的约束要求。本发明与现有技术相比有益效果为：(1)相比传统粗放的根据卫星能源最恶劣工况确定卫星能源约束的方式，本系统可以根据实际任务规划的载荷任务序列动态计算卫星放电深度，从而准确评估卫星任务是否满足能源约束要求。(2)本系统根据卫星真实模型动态计算放电深度，考虑频繁姿态机动、星表构形模型对太阳翼的遮挡以及太阳翼布片模型，经某卫星轨测试与遥测数据比对，在卫星各真实任务工况下计算精度优于5％。(3)采用本系统可以在确保卫星能源安全的前提下，最大化地提升卫星侦照任务数量。经对某卫星在轨测试，对一个月内用户的真实任务模式进行评估，采用本发明所述系统进行动态能源计算相比采用传统静态使用约束可以将遥感卫星在轨的最大任务侦照数量提升30％以上。(4)本系统可根据不同卫星配置模型，并通过模型配置后预先生成遮挡数据库的方式提升了运算速度，计算100个任务生成结果在10s以内。相应模型可以根据不同卫星的设计状态进行替换。系统根据计算得到卫星的每个载荷任务结束时刻的卫星放电深度，并得到每圈阳照区结束时卫星能源平衡所需圈数。并根据放电深度安全阈值对卫星任务能否满足能源约束进行判断，如能满足卫星能源约束则输出能源分析结果，否则将计算结果返回上一级的任务规划系统，根据每圈能源平衡情况以及每个任务结束时的放电深度，重新调整并输入新的任务规划进行计算。附图说明图1为本发明的系统实现流程图；图2为本发明的太阳入射角计算流程图；图3为本发明的太阳翼遮挡流程图；图4为本发明的太阳翼电池串遮挡数据库生成流程图；图5为本发明的遥感卫星姿态机动控制律示意图。具体实施方式一种遥感卫星能源平衡约束分析系统，所述的遥感卫星上嵌有姿态机动模型、星表构形模型、太阳翼布片模型、卫星充放电模型；该分析系统包括输入模块、太阳入射角计算模块、太阳翼遮挡模块、太阳电池输出电流计算模块和放电深度计算模块；其中，所述的输入模块用于将遥感卫星的载荷任务序列和仿真时间段内遥感卫星的轨道进行输入；所述的太阳入射角计算模块通过读取仿真时间段内的遥感卫星的轨道，并读取遥感卫星载荷任务序列得到遥感卫星的任务姿态，根据遥感卫星上嵌有的姿态机动模型计算遥感卫星姿态机动过程中的姿态，并得到仿真时间段内的遥感卫星的姿态序列，最后根据仿真时间段内遥感卫星姿态序列和仿真时间段内遥感卫星的轨道计算仿真时间段内遥感卫星太阳翼电池法向相对于太阳光矢量的夹角即太阳入射角；所述的太阳翼遮挡模块根据太阳光矢量，考虑星表构形模型对太阳翼的遮挡，采用光线追迹法计算仿真时间段(仿真时间段包括遥感卫星姿态机动过程和任务过程)内太阳翼的遮挡区域，通过将太阳翼遮挡区域映射到卫星太阳翼布片模型上得到太阳翼电池串的遮挡串数；太阳电池输出电流计算模块根据太阳入射角以及太阳翼电池串的遮挡串数，计算太阳翼供电阵及充电阵输出电流；放电深度计算模块根据仿真时间段内的载荷任务序列，按照卫星相应载荷模式下的负载电流计算仿真时间段内的卫星功耗，并进一步根据计算得到的太阳翼供电阵、充电阵电流及卫星的充放电模型计算得到卫星的蓄电池放电深度以及能源平衡所需圈数。一种遥感卫星能源平衡约束分析方法，步骤为：(1)用户通过输入模块将遥感卫星的载荷任务序列和仿真时间段内遥感卫星的轨道进行输入；(2)太阳入射角计算模块通过读取步骤(1)中通过输入模块输入的仿真时间段内的遥感卫星的轨道，以及遥感卫星载荷任务序列得到遥感卫星的任务姿态，根据遥感卫星上嵌有的姿态机动模型计算遥感卫星姿态机动过程中的姿态，并得到仿真时间段内的遥感卫星的姿态序列，最后根据仿真时间段内遥感卫星姿态序列和仿真时间段内遥感卫星的轨道计算仿真时间段内遥感卫星太阳翼电池法向相对于太阳光矢量的夹角即太阳入射角；(3)太阳翼遮挡模块调取步骤(2)得到的太阳入射角，考虑星表构形模型对太阳翼的遮挡，采用光线追迹法计算仿真时间段内太阳翼的遮挡区域，通过将太阳翼遮挡区域映射到卫星太阳翼布片模型上得到太阳翼电池串的遮挡串数；(4)太阳电池输出电流计算模块调取步骤(2)得到的太阳入射角以及步骤(3)得到的太阳翼电池串的遮挡串数，计算太阳翼供电阵及充电阵输出电流；(5)放电深度计算模块读取步骤(1)中通过输入模块输入的仿真时间段内的载荷任务序列，按照卫星相应载荷模式下的负载电流计算仿真时间段内的卫星功耗，根据读取的步骤(4)得到的太阳翼供电阵、充电阵电流及卫星的充放电模型计算得到遥感卫星的蓄电池放电深度以及能源平衡所需圈数；(6)根据步骤(5)得到的遥感卫星的蓄电池放电深度，判断是否超过遥感卫星上蓄电池安全放电深度，如果没有超过，认为满足遥感卫星上能源平衡的约束要求，如果超过了，用户以此为依据删减任务。下面结合附图和实施例对本发明作进一步说明。如图1为本发明的系统实现流程图。用户通过输入卫星一段时间内预先规划的载荷任务，并读取卫星的轨道数据，通过太阳入射角计算模块、太阳翼遮挡模块、太阳电池输出电流计算模块、放电深度计算模块对卫星的能源情况进行分析。根据分析结果对卫星任务能否满足能源约束进行判断，如能满足卫星能源约束则输出能源分析结果，否则重新输入新的任务规划进行计算。其中太阳入射角计算模块通过读取卫星轨道，并读取卫星载荷任务得到卫星仿真时间段内的卫星姿态、轨道，进一步计算卫星太阳翼电池法向相对于太阳光矢量的夹角即太阳入射角；太阳翼遮挡模块利用太阳入射角以及卫星的星表构形模型，计算仿真时间段内太阳翼的遮挡区域，进而得到太阳翼电池串的遮挡串数；太阳电池输出电流计算模块根据计算得到的太阳入射角以及太阳翼遮挡电池串，计算太阳翼供电阵及充电阵输出电流；放电深度计算模块根据仿真时间段内的载荷任务，按照卫星相应载荷模式下的负载电流计算仿真时间段内的卫星功耗，并进一步根据计算得到的太阳翼供电阵及充电阵电流及卫星的充放电模型计算得到卫星的蓄电池放电深度以及能源平衡约束分析结果。对其中的各模块实现方式描述如下：第一步，用户将一段时间内的载荷任务序列、轨道参数以及仿真的初始放电深度作为能源平衡约束分析的输入条件，其中载荷任务序列包括卫星载荷动作的开始时刻、载荷动作的结束时刻，载荷任务的类型(包括卫星成像记录、对地边记边放、对地回放、中继边记边放、中继回放)、载荷任务的姿态(包括滚动角、俯仰角)、卫星任务是否回摆。以某型号卫星为例输入参数见下表所示：第二步，如图2为本发明的太阳入射角计算流程图。太阳入射角计算模块首先根据读取的卫星轨道参数计算仿真时间段内的轨道坐标系下的太阳矢量，之后通过坐标系转换计算卫星本体坐标系下的太阳矢量，并且计算本体坐标系下太阳帆板法向矢量，最终得到卫星太阳入射角。卫星本体坐标系下的太阳矢量通过计算卫星姿态，进而通过从轨道坐标系到本体坐标系的坐标系转换得到。卫星仿真期间的三轴姿态包括卫星执行载荷任务期间的姿态(一般为卫星机动情况下的姿态)以及卫星无任务正常对地飞行工况下的姿态。其中卫星执行载荷任务期间的姿态即卫星机动情况下的姿态，包括卫星机动过程中的姿态、机动到位后的姿态，针对回摆任务还包括机动回摆过程中的姿态。首先根据卫星载荷任务读取卫星载荷任务的姿态角度(其中包括滚动角、俯仰角)，即为载荷任务机动到位后的姿态。卫星机动过程中的姿态按如下方法计算：按照卫星载荷任务指令序列设计，在t0(成像开始时刻)-△t时刻开始姿态机动。对于回摆任务在t1(成像结束时刻)开始回摆，对于不回摆任务姿态一直保持当前姿态直至下次载荷任务。其中姿态机动预留时间△t按照卫星本体系Z轴的转动角度分档确定。假设当前任务开始前卫星姿态为滚动角俯仰角θ0，姿态机动目标角度为滚动角俯仰角θ1，两轴姿态机动角度为按姿态转序合成为卫星Z轴转动的角度进行判断姿态机动预留时间△t。卫星偏航角为根据轨道计算当时的偏流角。以某型号卫星为例，姿态机动预留时间△t按实际卫星能力及指令时序设计如下表所示：机动角度机动时间0°～10°90s10°～20°100s20°～35°120s35°～60°155s60°～90°190s如图5所示，卫星机动过程中的姿态角度按Bang-Bang控制的规律考虑，即卫星以固定角加速度加速至固定角速度，机动一定时间后最后以相同角加速度减速至0的姿态变化规律，其中卫星角加速度、及最大角速度作为系统可变参数给出。依此方法得到，在开始姿态机动时刻t0-△t至t0时刻之间的姿态序列，并可得到回摆时刻t1至回摆结束时刻t1+△t的姿态序列。卫星本体坐标系下的帆板法线矢量根据卫星帆板转角进行计算，卫星帆板以理论轨道角速度跟踪太阳。第三步，如图3为本发明的太阳翼遮挡流程图。太阳翼遮挡采用光线追迹法生成阴影面积并得到遮挡的电池串。但光线追迹生成阴影的过程需要读取卫星的复杂构形以及太阳翼模型，并生成阴影位图，实时计算巨大，计算速度慢，该方法不满足动态任务约束分析生成的时效要求。因此设定卫星在本体坐标系下静止不动，太阳光线相对于卫星是时刻变化的。系统根据卫星的模型和太阳翼模型预先生成太阳翼电池串遮挡数据库，通过卫星本体系下的太阳矢量查找数据库得到太阳翼遮挡串数。太阳翼电池串遮挡数据库生成如图4所示，通过将以卫星为中心球面平均划分的方法得到代表所有方向的离散光线，以0.5°为步长分割光线矢量，并以经纬度进行定义。然后根据每条光线进行光照条件静态分析，得到生成的遮挡阴影位图并进而得到遮挡的太阳电池串。对太阳电池串进行定义，得到覆盖每束太阳矢量对应的电池串遮挡数据库。通过预先生成太阳翼电池串遮挡数据库，太阳翼遮挡计算查找数据库的方式大大的降低了实时计算的代价。第四步，太阳电池输出电流计算通过构建三结砷化镓电池输出模型：IG＝Imp×S×FRAD×FUV×FC×FT×cos(θ)×[1+βIP×(TOP-TO)]×(NG-NGZ)IC＝Imp×S×FRAD×FUV×FC×FT×cos(θ)×[1+βIP×(TOP-TO)]×(NC-NCZ)其中：IG，供电阵输出电流(mA)；IC，充电阵输出电流(mA)；Imp，标准测试条件下的最大功率点电流(mA/cm2)；S，太阳电池片面积(cm2)；FRAD，粒子辐照损失系数；FUV，紫外辐照损失系数；FC，组合损失系数；FT，温度交变损失系数；θ，太阳光与太阳电池阵法线方向夹角(°)；βIP，太阳电池电流温度系数；TOP，太阳电池工作温度(℃)；TO，太阳电池标准工作温度，25℃；NG，供电阵电池串总串数；NGZ，供电阵被遮挡的电池串数；NC，充电阵电池串总串数；NCZ，充电阵被遮挡的电池串数；第五步，放电深度计算模块通过用户输入的载荷任务得到卫星t时刻的负载电流，并根据太阳电池输出电流计算模块计算得到的太阳电池供电阵、放电阵电流计算卫星蓄电池电量：光照区卫星每一时刻t的充放电电量计算过程为：计算t时刻充电阵可提供给母线的电流:ICM＝IC×VC×ηBDR÷VMICM，充电阵可提供给母线的电流(A)；IC，充电阵输出电流(A)；VC，充电阵电压(V)；ηBDR，放电调节器输出效率；VM，母线电压(V)；若供电阵电流不小于负载电流，分两种情况判断：若充电阵电流不小于蓄电池一阶段充电电流阈值，则蓄电池充电电流为该电流阈值，此时蓄电池放电电量为零，蓄电池充电电量为：QC＝I′BC×ηC×t1QC,充电电量(Ah)；I′BC，充电电流阈值(A)；ηC，充电效率；t1，持续时间。若充电阵电流小于蓄电池一阶段充电电流阈值，则蓄电池充电电流为充电阵电流，此时蓄电池放电电量为零，蓄电池充电电量为：QC＝IC×ηC×t1若供电阵电流小于负载电流，且供电阵电流与充电阵提供给母线电流之和大于负载电流，即供电阵无法满足负载，但供电阵和充电阵一起能满足负载时，充电阵还有多余电流提供给蓄电池充电，此时蓄电池放电电量为零，蓄电池充电电量为：QC＝[IC-(Iload-IG)×Vm÷ηBDR÷VC]×t1×ηCIload，负载电流(A)；若供电阵电流和充电阵提供给母线电流之和小于负载电流，即供电阵和充电阵一起都无法满足负载时，蓄电池要向母线放电：此时，蓄电池充电电量为零，蓄电池放电电量为：QF＝(Iload-IG-ICM)×t1×Vm÷ηBDR÷VBATQF，放电电量(Ah)；Iload，负载电流(A)VBAT，蓄电池电压(V)地影期卫星每一时刻t的充放电电量计算过程为：任何一种工作模式下，蓄电池充电电量为零，蓄电池放电电量为：QF＝Iload×t1×Vm÷ηBDR÷VBAT累积一轨道圈内所有工作模式下蓄电池的充放电电量，当t到达一圈(按照先阴影后阳照)的结束时刻时，若充电电量不小于放电电量，则单圈平衡；否则，单圈不平衡。蓄电池放电深度为：蓄电池放电电量与蓄电池总容量之比，如任一时刻蓄电池放电深度大于蓄电池放电深度安全阈值，则返回结果，要求用户调整载荷任务规划后重新输入，并输出截止至放电深度超限时刻前的能源平衡约束分析结果，作为调整载荷任务规划的依据。如在仿真时间段内放电深度一直小于蓄电池放电深度安全阈值，则输出仿真时间段内的能源平衡约束分析结果。单圈不平衡条件下，能源平衡所需圈数假设下一圈卫星无载荷任务，计算阴影区结束时的能源平衡情况，如能平衡则卫星能源2圈平衡。否则依次类推计算下一圈不工作条件下能源平衡与否，直至能源平衡输出能源平衡圈数。能源平衡约束分析结果包括每个载荷任务结束时刻卫星的放电电量，以及每个阳照区结束时刻卫星的放电电量以及能源平衡所需圈数。实施例以某太阳同步轨道遥感卫星为例，说明采用本发明进行能源约束分析的过程：用户首先根据成像任务需求输入卫星载荷任务，以一段时间内的记录+中继边记边放任务为例：同时用户输入：卫星初始电量110A.h(假设卫星蓄电池满电量为120A.h)，仿真时间由2000年03月21日12:05:00至，2000年21日13:10:00。1、按照具体实施方式中的第一步，能源平衡分析系统读取仿真时间段内的卫星轨道及用户输入的载荷工作模式。根据载荷工作模式，读取相应卫星模型参数下的负载电流，得到仿真时间段内不同时刻的负载电流。以上述输入为例，假设该卫星记录模式下负载电流为33.93A，则在2000年03月21日12:05:00至2000年03月21日12:10:00卫星负载电流为33.93A。2、按照具体实施方式中的第二步，根据读取的某时刻卫星轨道以及卫星姿态计算卫星太阳入射角，(对姿态机动过程中的姿态需按具体实施方式中的第二步所述的姿态计算方法计算)以上述输入为例，假设仿真步长为5s，经计算在2000032112:05:05时刻，计算得到卫星入射角为7.55°。3、按照具体实施方式中的第三步，计算得到供电阵被遮挡的电池串数NGZ；充电阵被遮挡的电池串数NCZ。4、按照具体实施方式中的第四步，根据上述第二步和第三步计算得到的卫星太阳入射角以及供电阵和充电阵遮挡的电池传数得到：该时刻，供电阵可提供母线电流为67.436Ah，充电阵电流为30.431A。5、按照具体实施方式中的第五步，因为67.436A>33.93A，所以供电阵就能满足负载供电需求，又因为30.431A>12*2A(蓄电池一阶段充电电流阈值)，所以充电阵可以以恒流电流大小24A为蓄电池充电。于是，充电电量为：12*2*(5/3600)/1.05＝0.031746Ah。耗电电量为0。累加上一个时刻即2000032112:05:00的蓄电池电量，该时刻卫星蓄电池电量为110.031746Ah。6、以上述方法按照仿真步长计算每个仿真时刻的卫星蓄电池电流，并通过积分累加得到蓄电池电量，最终得到仿真截止时刻2000年21日13:10:00的蓄电池电量为109.089，蓄电池放点深度为(120A.h-109.089A.h)/120A.h＝9.1％。放电深度满足该卫星25％的放电深度阈值，该任务可以正常执行。并通过计算可以实现单圈能源平衡。其中无载荷动作时根据卫星参数按平台工作的功耗计算充放电，地影区则按具体实施方式第五步所述方法计算，按卫星平台工作的功耗计算卫星放电情况。本发明未公开技术属本领域技术人员公知常识。当前第1页1 2 3